|
ja už asi nastálo, keď niekto na niečom bude vychvaľovať univerzálnosť
začnem mať pocit, ako pri sledovaní teleshopingu v ktorom vychvaľujú, nejakú tú "univerzálnu ws naparovačku" |
|
nič nie je univerzálne všetko sa stavia s nejakým účelom ____________________
Per aspera ad astra - 42 |
|
súhlas.. takže aj poljus bol otočený hore nohami, z nejakého účelu.. (moc sa to neosvedčilo)
ako by asi vypadalo to zhupnutie, čo energia predvádzala na štarte, keby poljus bol zavesený "normálnejšie"? [Upraveno 01.5.2013 alamo] |
|
citace:
súhlas.. takže aj poljus bol otočený hore nohami, z nejakého účelu..
Myslím, že nebyl otočený. FGB byl orientovaný stejně jako na Protonu.
[Upraveno 01.5.2013 JiříHošek] |
|
citace:
aj poljus bol otočený hore nohami, z nejakého účelu.. (moc sa to neosvedčilo)
Dôvody "obrátenej montáže" sú zrejme v aerodynamike zostavy.
"Predná strana" Poljusu (Skif-DM, 17F19DM) (pri montáži na rakete Energia "spodná") s rádiolokátorom, laserovým zariadením a pravdepodobne aj malokalibrovým automatickým kanónom, niesla po stranách dva moduly s "vystrelovacími terčami" pre testy palubnej aparatúry.
Hmota Poljusu bola rozložená viacmenej rovnomerne - na "hornom" konci, pod aerodynamickým krytom bol modul odvodený od TKS, na "dolnom" konci zasa aparatúra rádiolokátoru, moduly s terčami, laserová aparatúra, kanón, v strede potom aparatúra na odstránenia inercie pri streľbe kanónu a vypúšťaní "kozmických mín" z aparatúry tiež umiestnenej v strednej časti Poljusu... Takže ťažisko nebolo ďaleko od stredu modulu.
[Upraveno 01.5.2013 Alchymista] |
|
http://www.buran.ru/htm/cargo.htm
Zde se nepíše o obrácené montáži Poljusu na Energii, jen o motorech na přídi místo na zádi:
"Protože FGB už byl jako kosmický aparát vyzkoušen dříve, bylo nutno dodržet takovou zátěž, na kterou byl vypočítán při vynesení Protonem. Proto bylo možno ze všech variant rozvržení vybrat pouze tu, ve které je FGB v čele Poljusu. A protože pohonný systém, který byl v FGB, bylo nevýhodné přenést na záď, letěl Poljus s motory vpředu." |
|
koniec koncov, na to aby dali poljus dohromady, mali sotva dva roky
museli ho dávať dokopy, s toho čo bolo práve po ruke..
...
potom "zmenili algoritmus"
ale aj tak by ma strašne zaujímalo, nakoľko "zmena algoritmu" spočívala v manévrovaní s motormi, a na koľko, v čo najväčšom odľahčení buranu?
kľudne si ma ukameňujte, ale ja mám za to, že tých 100 ton by energia v bočnom závese proste nezdvihla.. [Upraveno 02.5.2013 alamo] |
|
U STS udávají nosnost na LEO 100 tun, když odečteme hmotu 3 motorů SSME, která do nosnosti nepatří, dostáváme zhruba nosnost 90 tun
Nevím, proč by Energia nezvedla 100 tun, když udávají maximální vzletovou hmotu Buranu 105 tun (http://buran.ru/htm/table48.htm ) a když měla 4 podstatně lepší a boostery než 2 boostery SRB a 4 motory LOX/LH2 oproti 3 u STS. Motory SRB jen krátce dosahovaly tah 1360 tun, dokonce při startu měly jen 1270 tun, tedy celkem 2540 tun, viz http://en.wikipedia.org/wiki/Space_Shuttle_Solid_Rocket_Booster
Naproti 4 boostery Energie měly celkový tah při startu 3040 tun, během letu i vyšší a hlavně měly podstatně lepší Isp i konstrukční číslo.
|
|
dobre uznávam.. odvolávam čo som napísal
bez tak mám len argumenty na úrovni konšpiračných teórií
čo sa nepáči, ani mne |
|
mozno to niekoho bude zaujimat:
porovnanie h2/h2o2 a h2/lox
"380sec vs. 455sec
1000psi, epsilon=100, frozen flow"
http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=18920.msg1077709#msg1077709
____________________
Per aspera ad astra - 42 |
|
citace:
mozno to niekoho bude zaujimat:
porovnanie h2/h2o2 a h2/lox
"380sec vs. 455sec
1000psi, epsilon=100, frozen flow"
http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=18920.msg1077709#msg1077709
bez podrobnejsich vypoctov na prvy pohlad musi byt rozdiel ISp viac ako 1,41 nasobny a aj to pri 100% peroxide, co je o drzku. |
|
?
to je reakcia na co teraz? resp. som sa stratil
edit:
mne by to celkom aj sedelo...
toho vodika tam az o tolko viac nie je - resp. jeho molova hmotnost voci kysliku je velmi mala...
[Edited on 25.7.2013 Agamemnon] ____________________
Per aspera ad astra - 42 |
|
Palivová zmes: . . . . . . LOX/hydrazin . . H2O2/hydrazin . . LOX/kerosen . . H2O2/Kerosen
Specific impulse I(vac): . . . 365 s . . . . . . . . . . 327 s . . . . . . . . . 353 s . . . . . . . . 319 s
Specific impulse I(sl): . . . . . 313 s . . . . . . . . . . 282 s . . . . . . . . 300 s . . . . . . . . . 273 s
|
|
jop, vdaka za tieto cisla...
toto je konzistentne s tym vodikom...
[Edited on 25.7.2013 Agamemnon] ____________________
Per aspera ad astra - 42 |
|
S velkostou ISp mate pravdu pani,
pretoze aj ked H2O2 je mizerny oxidant,
treba priratat uvolnenu energiu jeho vlastnym rozkladom...
potom mozem ist aj na mensi pomer ako 1,41 voci LOX ...
|
|
Full stage cobustion a tedy vysoké Isp je méně důležité u prvních stupňů nebo boosterů, které končí činnost někde ve 40 km a relativně malé rychlosti. To plyne ze samé podstaty logaritmického tvaru Ciolkovského rovnice . U prvých stupňů je velmi důležitý hlavně tah. To vidíme dobře u Saturnu 5 i SLS. Pokud se stupeň s menším Isp vrací, je celkově těžší, protože potřeboval pro stejnou rychlost více paliva, tedy i více paliva pro návrat, ale to se ještě dá akceptovat. Horší je to u dalších stupňů, které dosahují větší dv. U posledního stupně úspora hmoty prostřednictvím vysokého Isp přechází přímo do nosnosti UZ. Raptor má mít dost podobné parametry jako BE-4, uvidíme, zda a kdy se který z nich osvědčí. Myslím, že při jen dvoustupňovém uspořádání je nejoptimálnější methan v prvém stupni a vodík v druhém
Na př. výpočet C= (M počáteční / M konečná):
Pro dosažení rychlosti 1500 m/s u LOX/RP potřebujeme C = 1,57 , u LOX/LH2 : C= 1,38
Tedy rozdíl ne příliš podstatný.
Pro rychlost 7800 m/s vyjde u LOX/RP : C= 10,6 , u LOX/LH2: C= 5.45
Tedy rozdíl podstatný.
Do konečné hmotnosti Mk se počítá suchá váha stupně, všechny následující stupně i UZ
UPOZORŇUJI, ŽE JE TO BEZ GRAVITAČNÍCH A AERODYNAMICKÝCH ZTRÁT, které jsou značné (celkem přes 50% a nejvíce připadají na prvý stupeň)
[Upraveno 24.1.2016 PinkasJ] |
|
problem je ze rozdiel medzi metalox a kerlox v prvom stupni nie je prilis zretelny, realne sa prejavuje hlavne pouzitym systemom plnenia PHM (generator, SG alebo FSG) motora pretoze v nizkej vyske ma pomerne vyznamny vplyv na vykon tlak v komore
kedze SpaceX ma generatorovy kerloxovy motor vyvinuty myslim ze by vyslo lacnejsie a jednoduchsie naškálovať zvacsenim motor (5-10x) na vyssi vykon na mars missie nez vyvijat FSG metalox a na druhy stupen vyvinut "lacny" generatorovy H2LOX niekde v triede 1-2MN. |
|
citace:
...
UPOZORŇUJI, ŽE JE TO BEZ GRAVITAČNÍCH A AERODYNAMICKÝCH ZTRÁT, které jsou značné (celkem přes 50% a nejvíce připadají na prvý stupeň)
[Upraveno 24.1.2016 PinkasJ]
tie straty sa pohybuju niekde v rozmedzi 1300-1800m/s |
|
Re: pet.rok : tie straty sa pohybuju niekde v rozmedzi 1300-1800m/s
To je právě ten problém. Údaj, který uvádíte jako ztrátu ( 1300 – 1800 m/s) vychází z tzv. „charakteristické rychlosti“, to je rychlosti, kterou by mohla raketa dosáhnout, kdyby nebyly ztráty.
Charakteristické rychlosti reálných raket jsou poněkud vyšší, než uvádíte, např. u Delta IV medium je 10.822 m/s
a Atlas 501 je 10.376 m/s ( spočteno ze skutečných hmot a jako dvoustupňové)
Vezměme průměr, tedy vchar. = 10.600 m/s
Tedy např. raketa stavěná pro kruhovou rychlost 7.800 m/ s by mohla dosáhnout v inerciální soustavě rychlosti 10.600 m/s. Lineárně spočteno je to tedy ztráta 36 %. Jenomže tyto rychlosti vycházejí z Ciolkovského rovnice, která je pro výpočet hmot exponenciální. Pro výpočet potřebných hmot má tvar: C = Mp/Mk = e ^ v/Isp
Takže např. LOX/RP palivo Isp 3.330 N.s/kg, rychlost 7.800 m/s vychází C:
C = 10.628
Pro stejnou raketu a palivo , ale rychlost 10.600 m/s vychází potřebné C=24,83 – více než 2x větší.
Raketa musí mít více než 2x větší startovní hmotu, než by musela mít v prostředí beze ztrát. To však navíc není lineárně rozloženo, rovněž vlivem ciolkovského exponenciály. Největší gravitační ztráty jsou v prvém stupni, který musí zvedat největší hmoty.
Vidíte to i v praxi, na př: F9 FT: jeho celková hmota je 541 tun, hmota prvého stupně je 432 tun.
Celá tato hmota 1. stupně je ztracena ( spotřebována a odpojena) po dosažení rychlosti cca 1600 m/s. Největší hmota (paliva a konstrukce) se nespotřebovává na dosažení rychlosti, ale na překonání výšky při relativně malé rychlostí. Naopak poslední stupně spotřebují největší množství hmoty na dosažení rychlosti. |
|
citace:
kedze SpaceX ma generatorovy kerloxovy motor vyvinuty myslim ze by vyslo lacnejsie a jednoduchsie naškálovať zvacsenim motor (5-10x) na vyssi vykon na mars missie nez vyvijat FSG metalox a na druhy stupen vyvinut "lacny" generatorovy H2LOX niekde v triede 1-2MN.
To si také myslím, v prvém stupni postavit něco jako F1, motory měly velký tah a celkem dobré Isp. Pak následovaly účinné vodíkové stupně |
|
PinkasJ: priznam sa ze uplne nerozumiem co vyplyva z uvedenych prepoctov, ze odhad 1300-1800 m/s strat je nizky a skutocne strata je vyssia?
kazdopadne straty su rozdelene (vzostupne) tak ze :
1. aerodynamicke straty sa tykaju letu do vysky cca 80km cize prvych 2-3min
2. straty vektorovanim tahu sa tykaju teoreticky celeho aktivneho letu
3. gravitacne straty sa tykaju celeho aktivneho letu s tym ze klesaju v suvislosti s rastom horizontalnej zlozky rychlosti a dosiahnu 0 ked sa dosiahne orbitalna rychlost pre danu vysku.
problem vypoctu z ciolkovskeho rovnice je ze nepozname presne Isp, resp. Isp sa nam meni v case. napr. uvadzanych 3.330 N.s/kg je mozno udaj vo vakuu u LOX/RP motora 2 stupna (s "velkou" tryskou) ale asi tazko u motora 1 st. v malych vyskach.
ked vezmeme profil letu tak rychlost 1M dosiahne priemerna raketa medzi 8-13km vysky a cca okolo 50s letu cize napr. 1. stupen pracuje v podmienkach "nizkej" vysky medzi tretinou az polovicou casu. preto treba pocitat s nejakou odhadnutou priemernou hodnotou.
cize ak napr. merlin 1D uvadza Isp SL 282s a Isp vac 311s bude priemerna hodnota Isp v prvom stupni niekde medzi 290-295s.
dalsi faktor preco konstrukcne cislo vychadza vyssie ako realna nosnost rakety je ze v rakete vzdy ostane nejake palivo t.j. konecna hmotnost je sucha hmotnost + nespalene palivo |
|
To: pet.rok:
Pokud bereme ztráty ( celkem) v pojmu charakteristické rychlosti, vy jste uvedl 1300-1800 m/s, neboli v(char) = 7800 + (1300-1800). Samozřejmě, že některé rakety mají v(char) v tomto rozsahu, jiné trochu vyšší, jiné i nižší. Já jsem uvedl příklad 2 raket, kde jsem to kdysi dávno počítal , samozřejmě pro každý stupeň zvlášť a Isp jsem také bral u 1 stupně nějaký průměr mezi Isp(sl) a Isp(vac). Vzal jsem číslo 10.600 m/s, tedy s mírně vyššími ztrátami, než byl váš rozsah.
V tom nynějším příkladu mně vůbec nešlo o nějaký přesný výpočet, jenom o zdůraznění, že ztráty, především gravitační vyjádřené ve spotřebě hmot (paliva a konstrukce) jsou mnohem vyšší, než kdyby se bral poměr v(char) / 7800 m/s. Samozřejmě že přesný výpočet by musel zahrnovat nějaký integrál okamžitých hodnot Isp, to by mě vyšly ztráty ještě větší, neboť jsem bral Isp pro LOX/RP vakua. Muselo by se to spočíst pro oba stupně zvlášť. Ale o to mně vůbec nešlo.
Jinak vámi vyjmenované ztráty jsou všechny podstatné. Gravitační ztráty skutečně trvají prakticky celý let a hodně klesají až v konečné fázi, neboť gravitační zrychlení klesá s druhou mocninou úhlové rychlosti rakety vzhledem k Zemi , protože s druhou mocninou úhlové rychlosti stoupá odstředivá síla. Gravitační ztráty závisí také dost na době, která uběhne od startu k vyvedení na dráhu, tedy na zrychlení rakety.
Celkem vzato ztráty u raket závisí na terminologii. Za užitečné se všeobecně bere u rakety dosažení rychlosti. Ale to, že musíme nabrat výšku a téměř po celý aktivní let kompenzovat gravitační pád rakety se bere jako ztráty, i když je to stejně důležité, jako nabrat rychlost a nemělo by se to počítat jako ztráta. [Upraveno 25.1.2016 PinkasJ] |
|
to PinkasJ: len pre upresnenie, uvedene straty v rozmedzi 1300-1800m/s by mali byt "namerane" hodnoty v realnych misiach a nie rozdiel medzi vypocitanou teoretickou konstrukcnou nosnostou a tou realnou.
Cize skutocne (namerane, spocitane) deltaV v ramci misie voci orbitalnej rychlosti.
Tu sme sa asi neporozumeli.
Ale uz dufam ze chapem co ste chceli povedat ze vztah: dV a hmotnosti spotrebovaneho paliva nie je linearny ale exponencialny. |
|
Re: pet.rok: Ale uz dufam ze chapem co ste chceli povedat ze vztah: dV a hmotnosti spotrebovaneho paliva nie je linearny ale exponencialny.
Ano, o to mně přesně šlo. Jinak si dovedu představit, že v(char) a tedy i ztráty lze u konkrétní rakety spočíst z údajů o jejích motorech, palivu a jeho Isp, suchých hmotností stupňů, zbytkovém množství paliva, hmotě UZ, atd. Není mě však jasné, jak by se v(char) dala změřit. [Upraveno 25.1.2016 PinkasJ] |
|
| to Pinkas: nie v(char) ale deltaV misie sa da zmerat a spocitat pomocou telemetrickych udajov : odcitanim akcelerometrov, vypoctom prietoku paliva (z otacok cerpadla), atd. |
|
To: pet.rok.
Ano, to chápu – z telemetrie se dá změřit skutečné delta V rakety i jednotlivých stupňů. Ve výsledku dostaneme rychlost UZ třeba na oběžné dráze, kterou můžeme na dráze také přímo změřit. Ale jak z toho spočteme ztráty? Ztráty můžeme spočíst, jen když spočteme v(char).
Nebo máte na mysli, že by se měřením spotřeby paliva spočetla dv, která by mohla být v inerciální soustavě a pomocí akcelerometrů skutečné dv a rozdíl by byly ztráty? |
|
| to PinkasJ: stratu spocitame tak ze spravime rozdiel medzi "nameranou" hodnotou dV a orbitalnou rychlostou pre danu drahu, ktoru sme teleso vyniesli. |
|
To pet.rok.
Stále nevím, jestli to dobře chápu: zjednodušeně: raketa má akcelerometry a integrátory ve svislém a vodorovném směru a dv ve svislém směru považujeme za gravitační ztráty. Tuto svislou dv přidáme k orbitální rychlosti 7800 m/s a dostali bychom „měřenou“ hodnotu V(char). Z té bychom pak pomocí Ciolkovského rovnice se zpětně dopočetli na ztráty vyjádřené ve hmotě rakety. Nějak by nám vypadly aerodynamické ztráty
Myslíte to tak nějak? [Upraveno 26.1.2016 PinkasJ] |
|
| To měření chápu tak, že např. akcelerometr na raketě může průběžně určovat aktuální zrychlení (stačí jen v ose tahu motorů) a časovou integrací těchto hodnot získáme "očekávanou" konečnou rychlost rakety (tedy to, o kolik raketa měla zrychlit). Rozdíl proti skutečné orbitální rychlosti jsou pak "ztráty". Fakt je, že "aerodynamické ztráty" takto asi nezměříme. To by snad šlo, pokud bychom navíc měřili tah motorů a průtok paliva do motorů (dala by se tak určit okamžitá hmotnost rakety). |
|
citace:
To měření chápu tak, že např. akcelerometr na raketě může průběžně určovat aktuální zrychlení (stačí jen v ose tahu motorů) a časovou integrací těchto hodnot získáme "očekávanou" konečnou ("charakteristickou") rychlost rakety (tedy to, co motory opravdu musely raketě dodat). Rozdíl proti skutečné orbitální rychlosti jsou pak "ztráty". V prvním přiblížení není nutno rozlišovat nějaké "směry", nebo "druhy" ztrát.
to sa mi zda prilis zjednodusene...
pocas letu nie je ani gravitacne pole homogenne, ani dostrediva sila konstatna.a navyse je draha rakety zakrivena a jej hmotnost sa meni...
preto integral by musel zahrnovat aj polohu a rychlost rakety.
1/ po starte, som uz 100m nad povrchom a akcelerometer ukazuje 2g po dobu jednej sekundy
2/ uz som temer na orbite, letim rychlosotu 7200m/s a akcelerometer ukazuje 2g po dobu jednej sekundy
prirastky k rychlosti asi nebudu rovnake...
edit:
ak by som bral integral zrychleni v smere obehu, ziskal by som presne obeznu rychlost.
PS myslim si, ze akcelerometer uz vyjadruje pomer rozdielu tahu a stratovych sil ku okamzitej hmotnosti rakety [Editoval 26.1.2016 martinjediny] |
